Allerede i begyndelsen af 1961 bragte de vellykkede test af det første amerikanske fastdrevne missil, Minuteman-1A, USA til en ledende position inden for udviklingen af mellemdistance ballistiske missiler. Sovjetunionens ledelse på det tidspunkt kunne ikke klare det, at Sovjetunionen var ved at blive den anden efter USA i dette løb. Allerede den 4. april 1961 stillede Sovjetunionens regering ved sit dekret foran sovjetiske ingeniører opgaven med at udvikle og skabe mindst tre typer fastdrevne mellemdistanseraketter. Derefter begyndte flere designbureauer at arbejde med oprettelsen af de første sovjetiske missiler med fast drivkraft.
I alt var der flere projekter under generel ledelse af Sergei Korolev. Rocket 8K96, dens anden fase, blev oprettet i KB-7 af Leningrad Artillery Plant "Arsenal", projektet blev ledet af chefdesigneren for KB Pyotr Tyurin. 8K97 -raketten blev udviklet på Perm Design Bureau under ledelse af Mikhail Tsirulnikov, den skulle også udvikle den første fase for 8K96 -raketten. 8K98-missiler eller dets anden betegnelse, interkontinentale missiler RT-2 og 8K98P, blev skabt af S. Korolev selv sammen med Igor Sadovsky, en af skaberne af RT-1-raketten. En anden sovjetisk designer Mikhail Yangel overtog udviklingen af 8K99 -raketten; ifølge projektet skulle denne raket have den første fase på fast brændstof, den anden om flydende brændstof. Efter en grundig undersøgelse af arbejdstegningerne blev det besluttet at bruge udviklingen af M. Tsirulnikov som den første etape, der har den bedste ydeevne og PAL-17/7 motor med blandet fast brændstof.
Men i 1963 blev alt arbejde på 8K96- eller RT-15-projektet, som i det væsentlige er en RT-2-raket, uden det første trin, suspenderet, indtil RT-2-raketten var afsluttet. Derefter blev RT-15 igen genoptaget i 1965 som en del af mobilkomplekset 15P696, det blev vedtaget af den sovjetiske hærs strategiske missilstyrker og lanceret i serieproduktion på Leningrad-anlæg nr. 7. Udviklingen af SPU (selvkørende løfteraket) 15U59 baseret på T-10 tanken blev udført på designbureauet på Kirov-anlægget under ledelse af Zh. Ya. Kotin. Der blev også gennemført udvikling for at skabe affyringskomplekser på et hjulstræk og på jernbaneplatforme. For første gang blev missilsystemet under betegnelsen SPU "objekt 815" demonstreret under paraden den 7. november 1965.
Efter de første testlanceringer blev det klart, at rækkevidden af RT-15-missilet (ifølge NATO-klassifikationen SS X-14 "Spacegoat") overstiger den beregnede og når 4,5 tusinde kilometer. I betragtning af denne kendsgerning instrueres P. Tyurin i at fortsætte arbejdet med den videre udvikling af raketten. Arbejdet blev udført indtil 1970, i hvilket tidsrum der blev udført 20 testopskydninger af RT-15-missiler ved Kapustin Yar-området. Herefter blev arbejdet fuldstændig indskrænket, og designeren P. Tyurin begyndte at oprette den første fastbrændstofraket i Sovjetunionen til atomubåde. 8K96-designet bestod af to trin (det andet og tredje trin fra RT-2-raketten) med fastgørende drivmotorer installeret på dem, specielt modificeret for at sikre optimal drift, både ved lancering og flyvning. I rakets halesektion blev fire stabilisatorer placeret på den første etape. Raketten blev styret under flyvning ved hjælp af fremdriftsmotorer (15D27-første etape og 15D92-anden etape) og opdelte dyser. Rakets sprænghoved, ladningens samlede masse er 535 kg, var nuklear, monoblock -type med en kapacitet på 1, 1 Megaton.
Missilet var rettet mod målet ved hjælp af et inertial kontrolsystem med en gyroskopisk platform, der blev oprettet på Scientific Research Institute i AP under ledelse af chefdesigneren N. Pilyugin. Lanceringen blev styret af et fjernstyringsstyringssystem udviklet på Impulse Design Bureau under ledelse af T. Sokolov. Brændstofafgifterne blev ifølge nogle kilder fastgjort til raketmotoren i henhold til teknologien fra NII-9 g i Biysk ved at hælde brændstofmassen i motorhuset. Ifølge andre kilder var brændstofafgifterne supplerende, fremstillet i henhold til teknologien fra Research Institute-130 g Perm. Det kan også antages, at begge muligheder sandsynligvis blev brugt, som i RT-2-raketten. I den første fase blev NII-9 brændstofladninger brugt, i den anden fase, NII-130. Ifølge erindringerne fra testdeltagerne, der hævder, at der efter åbning af dysestikket blev hældt mindst en spand vand ud af motoren, hvilket ikke er typisk for motorerne i RT-2-raketstadierne. Den samlede længde af raketten var 12, 7 meter, diameter fra 1, 9 til 2, 1 meter, affyringsvægt 1,87 tons, sprænghoved nyttig vægt mere end 500 kg.
